本发明涉及航空发动机，更具体的说是涉及一种全流域耦合时变条件下航空发动机限寿件载荷分析方法。
背景技术：
1、航空发动机限寿件复杂多变的过渡态载荷是造成发动机失效并引发灾难性事故的主要外因：当航空发动机处于过渡过程时，限寿件的温度场、应力/应变场将经历复杂的非均衡演化历程，其过渡过程中所承受的载荷以及载荷梯度有可能会超过稳态值的数倍，并最终导致难以预计的损伤和安全隐患。限寿件危险载荷的准确评估对于航空发动机运行安全的保障起到重要作用。因此，欧美等发达国家在发动机适航规章中，针对发动机限寿件载荷提出了明确而具体的适航要求。
2、但航空发动机是一个多方面高度耦合的复杂系统。当发动机工作于过渡过程中，涡轮盘等限寿件将处于高温燃气和高温度梯度的工作环境中，与周围的冷却空气时刻发生强烈的换热作用。发动机内部的冷却流体在流经各个篦齿、管道、盘腔等结构，实现冷却、封严和主动间隙控制等功能时，影响沿程壁面的温度场及其形变的变化过程。此时，限寿件在受到结构载荷和热载荷的情况下，各个零件发生热膨胀，使得空气系统元件几何间隙（封严间隙、篦齿间隙等）、容腔体积等关键尺寸也时刻发生变化。从而引起发动机涡轮盘腔内各处冷却空气的流量分布、温度分布和压力分布的瞬时变化。因此，对航空发动机限寿件载荷的分析，必须从系统的角度进行综合考虑。
3、由于限寿件的工作环境恶劣，载荷多变，研究难度较大，目前国内在设计和审定中通常采用稳态的分析方法。即便是进行过渡态载荷分析，也只是根据发动机飞行包线内的几个状态点来进行线性插值。但研究表明：过渡态的发动机气流参数远非简单的线性关系，仅采用稳态点之间线性插值的方法无法满足发动机限寿件高精度过渡态载荷分析的需求。
4、要想准确获取全流域耦合时变条件下限寿件过渡过程危险载荷，若采用多维的方式对整机系统环境以及空气系统与限寿件之间的流固热耦合关系进行仿真，会导致建模工作量、求解计算量巨大。因此需要在能反映限寿件过渡态载荷基本特征的前提下，对发动机的整机系统环境以及空气系统与限寿件之间的流固热耦合关系进行低维仿真，从而在减小工作量、计算量的同时，还能准确捕捉限寿件过渡过程载荷演化历程及特征。
5、因此，提出一种全流域耦合时变条件下航空发动机限寿件载荷分析方法，来解决现有技术存在的困难，是本领域技术人员亟需解决的问题。
技术实现思路
1、有鉴于此，本发明提供了一种全流域耦合时变条件下航空发动机限寿件载荷分析方法，当航空发动机工作于过渡过程时，主流道和空气系统参数具有不同的响应特性，响应特性的差异有可能导致维持发动机涡轮盘腔封严流量的压力差出现瞬间的下降，严重时甚至可能直接诱发瞬态燃气入侵，并导致难于预测的过渡态载荷，成为导致发动机危险性失效的潜在因素。
2、为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：
3、一种全流域耦合时变条件下航空发动机限寿件载荷分析方法，包括以下步骤：
4、s1、采用部件法根据发动机的总体性能建模方法建立主流道性能仿真模型；
5、s2、建立流热耦合瞬态空气系统仿真模型；
6、s3、根据主流道性能仿真模型和流热耦合瞬态空气系统仿真模型，建立主流道与空气系统一体化耦合模型；
7、s4、建立限寿件热网络模型；
8、s5、建立篦齿动间隙的低维仿真模型；
9、s6、基于以上步骤获得限寿件过渡过程危险载荷的仿真模型；
10、s7、利用仿真模型对待分析限寿件进行载荷分析，得到耦合时变条件下限寿件载荷情况。
11、上述的方法，可选的，s2中的流热耦合瞬态空气系统仿真模型包括容腔元件、节流元件和换热元件。
12、上述的方法，可选的，对于容腔元件，在能量守恒方程中增加一项热量计算，形成新的能量残量方程，计算能量残量方程与传统容腔元件的流量残量方程，即得到容腔元件总温、总压参数，其计算公式为：
13、流量残量方程：；
14、能量残量方程：；
15、其中，为容腔内气体密度，为容腔体积，为气体比内能，为第 i个支路的气体总比焓，为第 i个支路的流量，为与节点连接的第 j个换热分区的换热热流，为旋转腔的风阻功率，对于静止容腔，。
16、上述的方法，可选的，对于节流元件，在顺流和逆流状态下的进、出口质量流量与气体参数的定性关系计算公式为：
17、 ；
18、 ；
19、其中，为节流类元件的进口流量，为节流类元件的出口流量，和为节流元件的进口总压，为节流类元件进口总温，为节流类元件出口总温，为节流元件的几何间隙。
20、上述的方法，可选的，换热元件的热流计算公式为：
21、 ；
22、其中，为气体总压、为气体总温、为气体流量、为换热面平均温度、为换热面旋转角速度。
23、上述的方法，可选的，s2中流热耦合瞬态空气系统仿真模型建立的具体流程为：
24、s21、获取各容腔元件的初始总压、总温试给参数；
25、s22、各节流元件从相邻容腔元件获取两端的总压、总温后，完成流量计算，从而容腔元件确定各连接支路的流量和总温；
26、s23、各换热元件从相连的容腔元件获取气体总压、总温、气体流量后，完成换热热流的计算；
27、s24、各容腔元件从换热元件获取换热热流，计算各容腔元件平衡残量；
28、s25、取所有容腔元件残量向量的范数作为误差检验参数并进行检查；
29、s26、计算，为允许误差，为残差；
30、s27、若s26中的不等式成立，则获得满足精度要求的动态步近似解；反之，利用非线性方程组的数值解法，求出一组新的试给参数，重复s22~s26，直到获得满足精度要求的动态步近似解，并将动态步的近似解作为下一个时间步的初值；
31、s28、设为规定的动态计算时间，当，重复s21~s27，当时，动态计算结束。
32、上述的方法，可选的，s4中的限寿件热网络模型根据功能划分为：热节点元件、热阻元件；热节点元件包括气体热节点元件和固体热节点元件；热阻元件包括固体导热热阻元件和对流换热热阻元件。
33、上述的方法，可选的，固体导热热阻元件用于对发生固体导热相邻的两个固体热节点进行连接，通过读取热节点的温度，计算导热热流，固体热节点之间的导热热流计算公式为：
34、 ；
35、其中，和为相邻两个固体热节点的节点温度，为传热系数，与固体导热的几何结构以及材料的导热系数有关。
36、上述的方法，可选的，对流换热热阻元件用于对发生对流换热关系的相邻两个固体热节点和气体热节点进行连接通过读取固体壁面温度和气体热节点温度，通过对流换热系数计算换热热流，对流换热热阻的计算公式为：
37、 ；
38、其中，为相邻气体热节点的温度，为固体热节点的温度，为对流换热系数。
39、经由上述的技术方案可知，与现有技术相比，本发明公开提供了一种全流域耦合时变条件下航空发动机限寿件载荷分析方法，其有益效果为：本发明在能反映限寿件过渡态载荷基本特征的前提下，对发动机的耦合时变环境以及空气系统与限寿件之间的流固热耦合关系进行仿真，从而在缩短仿真时间的同时，还能准确捕捉限寿件过渡过程载荷演化历程及特征。
1.一种全流域耦合时变条件下航空发动机限寿件载荷分析方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种全流域耦合时变条件下航空发动机限寿件载荷分析方法，其特征在于，s2中的流热耦合瞬态空气系统仿真模型包括容腔元件、节流元件和换热元件。
3.根据权利要求2所述的一种全流域耦合时变条件下航空发动机限寿件载荷分析方法，其特征在于，对于容腔元件，在能量守恒方程中增加一项热量计算，形成新的能量残量方程，计算能量残量方程与传统容腔元件的流量残量方程，即得到容腔元件总温、总压参数，其计算公式为：
4.根据权利要求2所述的一种全流域耦合时变条件下航空发动机限寿件载荷分析方法，其特征在于，对于节流元件，在顺流和逆流状态下的进、出口质量流量与气体参数的定性关系计算公式为：
5.根据权利要求2所述的一种全流域耦合时变条件下航空发动机限寿件载荷分析方法，其特征在于，换热元件的热流计算公式为：
6.根据权利要求2所述的一种全流域耦合时变条件下航空发动机限寿件载荷分析方法，其特征在于，s2中流热耦合瞬态空气系统仿真模型建立的具体流程为：
7.根据权利要求1所述的一种全流域耦合时变条件下航空发动机限寿件载荷分析方法，其特征在于，s4中的限寿件热网络模型根据功能划分为：热节点元件、热阻元件；热节点元件包括气体热节点元件和固体热节点元件；热阻元件包括固体导热热阻元件和对流换热热阻元件。
8.根据权利要求7所述的一种全流域耦合时变条件下航空发动机限寿件载荷分析方法，其特征在于，固体导热热阻元件用于对发生固体导热相邻的两个固体热节点进行连接，通过读取热节点的温度，计算导热热流，固体热节点之间的导热热流计算公式为：
9.根据权利要求7所述的一种全流域耦合时变条件下航空发动机限寿件载荷分析方法，其特征在于，对流换热热阻元件用于对发生对流换热关系的相邻两个固体热节点和气体热节点进行连接通过读取固体壁面温度和气体热节点温度，通过对流换热系数计算换热热流，对流换热热阻的计算公式为：
